[發明專利]一種航天器結構熱致變形抑制方法和系統

有效

• 申請號: 201710800936.6
• 申請日: 2017-09-07
• 公開（公告）號: CN107808025B
• 公開（公告）日: 2021-09-03
• 發明（設計）人: 左博;范立佳;楊松;郭高峰;羅繼強
• 申請（專利權）人: 北京空間飛行器總體設計部
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/23;G06F119/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 范曉毅

本發明公開了一種航天器結構熱致變形抑制方法和系統，其中，所述方法，包括：對航天器的結構有限元模型進行熱變形分析，求得結構位移與空間熱流載荷和控制熱流之間的函數關系；根據給定溫度場和熱變形抑制要求，通過結構位移與空間熱流載荷和控制熱流之間的函數關系，求得控制熱流；在薄壁桿件表面上施加所述控制熱流，改變薄壁桿件的溫度分布，抑制航天器結構熱致變形。可見，本發明可以利用了飛行器上現有的溫控設備，通過改變結構自身的溫度分布來抵消不利的熱變形，具有控制簡單、可靠性高、便于工程化的優點。

技術領域

本發明屬于航天器技術領域，尤其涉及一種航天器結構熱致變形抑制方法和系統。

背景技術

針對航天器結構熱致變形問題，目前，國內外通常采用的抑制方式為：在結構表面或內部安裝壓電作動器，通過壓電作動器來主動控制結構的變形。

然而，壓電作動器的主動控制方式雖然具有響應快、控制精度高的優點，但是，同時也存在能耗高、界面易失效，可靠性低等缺點，上述缺點在一定程度上妨礙了壓電作動器在可靠性要求極高的航天器結構上的應用。

發明內容

本發明的技術解決問題：克服現有技術的不足，提供一種航天器結構熱致變形抑制方法和系統，通過改變結構自身的溫度分布來抵消不利的熱變形，具有結構簡單、可靠性高、便于工程化的優點。

為了解決上述技術問題，本發明公開了一種航天器結構熱致變形抑制方法，包括：

對航天器的結構有限元模型進行熱變形分析，求得結構位移與空間熱流載荷和控制熱流之間的函數關系；

根據給定溫度場和熱變形抑制要求，通過結構位移與空間熱流載荷和控制熱流之間的函數關系，求得控制熱流；

在薄壁桿件表面上施加所述控制熱流，改變薄壁桿件的溫度分布，抑制航天器結構熱致變形。

在上述航天器結構熱致變形抑制方法中，所述在薄壁桿件表面上施加所述控制熱流，改變薄壁桿件的溫度分布，抑制航天器結構熱致變形，包括：

在薄壁桿件表面上布置受控加熱片；

控制所述受控加熱片產生與所述控制熱流一致的局部熱流，改變薄壁桿件的溫度分布，抑制航天器結構熱致變形。

在上述航天器結構熱致變形抑制方法中，所述根據給定溫度場和熱變形抑制要求，通過結構位移與空間熱流載荷和控制熱流之間的函數關系，求得控制熱流，包括：

根據給定溫度場和熱變形抑制要求，對位移場的靈敏度進行分析，得到當前位移與目標位移的偏差和靈敏度；

根據所述當前位移與目標位移的偏差和靈敏度，采用高斯-牛頓算法對所述結構位移與空間熱流載荷和控制熱流之間的函數關系進行最優化求解，得到所述控制熱流。

在上述航天器結構熱致變形抑制方法中，

確定所述控制熱流對應的結構位移，判斷控制偏差是否滿足熱變形抑制要求所要求的控制精度；

若控制偏差不滿足熱變形抑制要求所要求的控制精度，則返回重新計算控制熱流，直至控制偏差滿足熱變形抑制要求所要求的控制精度。

在上述航天器結構熱致變形抑制方法中，通過如下步驟確定結構位移與空間熱流載荷和控制熱流之間的函數關系：

采用傅立葉單元，求得航天器框架結構在空間熱流載荷Q_s(t)和控制熱流Q_c(t)作用下所產生的溫度響應：